黃鈺++張焰++李祥
【摘 要】偵查無人機(jī)自主飛行一直備受航空領(lǐng)域相關(guān)研究者的關(guān)注,研究人員一直在需求一種高效、簡單、精確的偵查無人機(jī)飛行控制模型,這對于提升飛行器的飛行性能有著重要的作用。本文進(jìn)行了偵查無人機(jī)動(dòng)力學(xué)模型的建立,和動(dòng)態(tài)仿真,通過仿真結(jié)果表明,以PID控制器對四旋翼偵察無人機(jī)進(jìn)行控制效果良好。
【關(guān)鍵詞】偵查無人機(jī) 動(dòng)力學(xué)模型 仿真 控制
四旋翼偵察無人機(jī)在飛行控制原理、負(fù)載能力等各個(gè)方面都有著較大優(yōu)勢,是一種典型的、極具優(yōu)勢的偵查無人機(jī),在軍事、民用等領(lǐng)域都有著廣泛的應(yīng)用。本文以四旋翼偵察無人機(jī)為例,探討了偵查無人機(jī)控制建模的相關(guān)問題,旨在進(jìn)一步促進(jìn)我國偵查無人機(jī)的應(yīng)用和發(fā)展。
1 偵查無人機(jī)的動(dòng)力學(xué)模型建立
1.1 模型假設(shè)
以四旋翼偵察無人機(jī)為例:①將飛機(jī)視為鋼體,運(yùn)動(dòng)過程中不發(fā)生彈性形變;②四個(gè)電機(jī)電流穩(wěn)定,且提供的升力一致;③采用正交方式安裝四根機(jī)翼,無人機(jī)的重心即幾何重心;④不考慮風(fēng)環(huán)境影響,不考慮空氣阻力及大氣流擾動(dòng)影響。通過對四個(gè)電機(jī)旋翼轉(zhuǎn)速的調(diào)節(jié)來調(diào)整升力,控制偵察無人機(jī)飛行器的姿態(tài)。
電機(jī)1和電機(jī)3在逆時(shí)針旋轉(zhuǎn)的時(shí)候,電機(jī)2和電機(jī)4進(jìn)行順時(shí)針旋轉(zhuǎn),消除陀螺效應(yīng)及空氣動(dòng)力扭矩效應(yīng)飛行狀態(tài):
(1)垂直運(yùn)動(dòng):增加四個(gè)電機(jī)的輸出功率,旋翼轉(zhuǎn)速增加,總拉力增大,克服整機(jī)的重力,使得偵查無人機(jī)能夠離地垂直上升;降低四個(gè)電機(jī)的輸出功率,旋翼轉(zhuǎn)速下降,總拉力下降,偵查無人機(jī)垂直下降。
(2)俯仰運(yùn)動(dòng):提升電機(jī)1的轉(zhuǎn)速,降低其他三個(gè)電機(jī)的轉(zhuǎn)速保持不變,則偵查無人機(jī)進(jìn)行俯仰運(yùn)動(dòng)。
(3)翻轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng):改變電機(jī)2和電機(jī)4的轉(zhuǎn)速,電機(jī)1和電機(jī)3的轉(zhuǎn)速保持不變,則偵查無人機(jī)進(jìn)行翻轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)。
(4)轉(zhuǎn)向運(yùn)動(dòng):將對角線上兩個(gè)旋翼的轉(zhuǎn)動(dòng)方向調(diào)整為一致,四個(gè)電機(jī)轉(zhuǎn)速不完全相同,則發(fā)生轉(zhuǎn)向運(yùn)動(dòng)。
(5)前后運(yùn)動(dòng):提升電機(jī)3的轉(zhuǎn)速,減小電機(jī)1的轉(zhuǎn)速,電機(jī)2和電機(jī)4轉(zhuǎn)速不變,則偵查無人機(jī)進(jìn)行前后運(yùn)動(dòng)。
(6)側(cè)向運(yùn)動(dòng);提升電機(jī)2或電機(jī)4轉(zhuǎn)速,相對應(yīng)減小電機(jī)4或電機(jī)2轉(zhuǎn)速,其他兩個(gè)電機(jī)轉(zhuǎn)速不變,則進(jìn)行側(cè)向運(yùn)動(dòng)。
1.2 模型建立
1.2.1 地面坐標(biāo)系的建立
建立地面坐標(biāo)系,將地面上某個(gè)固定的點(diǎn)作為地面坐標(biāo)系原點(diǎn),設(shè)鉛垂軸向上AZ為正,橫軸AX與縱軸AY在水平面內(nèi)呈相互垂直的關(guān)系,航程L用AXd來表示,側(cè)相偏離(向右為正,向左為負(fù))H用AYd來表示飛行高度Z用AZd來表示。
1.2.2 動(dòng)力學(xué)模型
動(dòng)力學(xué)模型建立如圖1所示。將機(jī)體中心作為坐標(biāo)原點(diǎn),GPS箭頭所指方向?yàn)閤軸方向,將x軸順時(shí)針旋轉(zhuǎn)90°為y軸方向,與xy平面垂直為z軸方向。在圖中,為偏航角,為俯仰角,T為螺旋槳推力,F(xiàn)為空氣阻力。
2 仿真
本文以Matlab/Simulink平臺(tái)為基礎(chǔ)對模型進(jìn)行動(dòng)態(tài)仿真,懸停飛行是偵查無人機(jī)主一種重要的飛行模式,因此對懸停模式進(jìn)行仿真。四旋翼偵察無人機(jī)是一個(gè)強(qiáng)耦合動(dòng)力學(xué)模型,對其飛行模式的直接控制有著較大難度,為了實(shí)現(xiàn)控制,解耦模型,分解為高度、俯仰角、偏航角和滾轉(zhuǎn)角四個(gè)通道,分別進(jìn)行控制。
相較于其他控制方法來說,PID控制有著結(jié)構(gòu)簡單、實(shí)現(xiàn)容易、穩(wěn)定性與可靠性高等優(yōu)勢,通過對比例、微積分系數(shù)等的調(diào)節(jié)能夠?qū)崿F(xiàn)良好的控制效果,保證系統(tǒng)的穩(wěn)定性,通過跟蹤控制能夠有效抑制外部干擾對系統(tǒng)的影響。因此,本文在建立的四旋翼偵察無人機(jī)模型的基礎(chǔ)上,采用PID跟蹤控制方式,對模型懸停模式進(jìn)行有效的控制,主要設(shè)計(jì)了四個(gè)通道PID跟蹤控制系統(tǒng)。
仿真過程中采用四旋翼偵察無人機(jī)參數(shù)表,以系統(tǒng)框圖為基礎(chǔ)在Matlab/Simulink平臺(tái)搭建系統(tǒng)仿真模型,以實(shí)驗(yàn)湊試法來對PID參數(shù)進(jìn)行整定,反復(fù)進(jìn)行試湊調(diào)試,指導(dǎo)控制效果達(dá)到要求為止。
通過得到的仿真曲線可知,超調(diào)量都控制在0.2之內(nèi),需要經(jīng)過1s的高度調(diào)整時(shí)間才能夠保證偵查無人機(jī)達(dá)到預(yù)期穩(wěn)定狀態(tài),在1s調(diào)整的過程中出現(xiàn)抖動(dòng)相對較大,但不會(huì)影響偵查無人機(jī)的飛行安全。從姿態(tài)角方面來看,其達(dá)到穩(wěn)態(tài)的速度相對較快,調(diào)整時(shí)間僅需0.3s。通過仿真結(jié)果可以看出,以PID控制器對四旋翼偵察無人機(jī)進(jìn)行控制效果良好,能夠控制高度、仰俯角、偏航角及滾轉(zhuǎn)角,保證偵查無人機(jī)處于懸停的狀態(tài),系統(tǒng)穩(wěn)態(tài)誤差較低,趨近于0,且系統(tǒng)的穩(wěn)定性良好。
3 結(jié)語
綜上所述,本文以四旋翼偵察無人機(jī)為主要研究對象,進(jìn)行了其動(dòng)力學(xué)模型的建立,之后以Matlab/Simulink平臺(tái)為基礎(chǔ)對模型進(jìn)行動(dòng)態(tài)仿真,仿真結(jié)果表明,以PID控制器對四旋翼偵察無人機(jī)進(jìn)行控制有著良好的控制效果。
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